摘要:共流吹气(CFJ)技术是一种新型流动控制技术,该项技术在增升减阻及改善失速特性等方面都表现 出明显的优势。本文回顾了CFJ技术的发展历史及国内外的研究情况,论述了这项技术的增升减阻机理,探讨 了这项技术的理论研究价值,分析了这项技术的应用和典型应用研究现状,总结了这项技术在飞行器设计方向 上的四项关键设计问题:飞行器综合设计技术、设计分析及优化方法、元件优化布置技术和飞行控制设计技术。

摘要:蜂窝夹芯板在航空航天领域的应用越来越广泛,其应用过程中出现的疲劳问题也日渐突出,目前关于 其疲劳问题的研究还很少,研究采用的试验方法也各不相同,且不同试验方法下,蜂窝夹芯板的疲劳过程具有 较大差异。本文回顾了蜂窝夹芯板的疲劳研究进展,通过对比不同试验方法下蜂窝夹芯板的疲劳损伤过程,总 结出其疲劳性能的异同点;通过介绍蜂窝夹芯板的疲劳试验方法、疲劳损伤过程、疲劳寿命预测方法以及疲劳 寿命曲线,指出了蜂窝夹芯板疲劳寿命领域值得研究的问题以及需要进一步关注的方向。

摘要:复合材料螺栓连接结构已广泛应用于飞机结构件,研究其拉伸失效问题具有重要意义。结合Hashin 失效准则、能量耗散率方法、Puck失效准则和材料损伤连续退化方法,建立一种包含面内损伤和层间损伤的复 合材料三维非线性模型;将含开孔层合板准静态拉伸试验结果与有限元数值模拟结果进行对比,两者之间的应 力应变响应及最终断裂失效模式一致,证明该本构模型是有效的;在此基础上,对复合材料单钉双搭接螺栓连 接结构进行拉伸失效分析。结果表明:数值模拟所得位移载荷响应与试验结果吻合良好,极限拉伸载荷误差不 超过5%,满足工程应用要求;加载过程中的孔边变形和损伤累积使得螺栓连接结构整体刚度下降,其最终破 坏模式为中搭接板挤压失效。

摘要:双参数断裂准则为一种估算结构剩余强度的简单方法,然而原始推导过程应用了一些假设。为了给 出更严谨的证明,从Neuber公式出发严格推导双参数断裂准则公式。用试样的初始裂纹长度代替临界裂纹尺 寸,以简化该准则。运用简化的双参数断裂准则估算M(T)、C(T)试样以及复杂结构(三孔拉伸试样)的剩余强 度。结果表明:运用简化的双参数断裂准则估算M(T)、C(T)试样的剩余强度时,估算误差在7%以内;运用简 化的双参数断裂准则估算复杂结构(三孔拉伸试样)的剩余强度时候,估算误差在5%,说明双参数断裂准则可 以用于加筋壁板剩余强度的预测。

摘要:跑道侵入事件已成为威胁航空安全运行的重要因素之一。基于系统工程的思想,从机场、空中交通管 制、航空公司三个方面分析造成跑道侵入事件发生的主要因素及其关联关系,并建立风险评价指标体系;利用 三角模糊数对传统的网络层次分析法进行改进,基于此建立跑道侵入风险评价研究模型;通过实例分析,找出 对跑道侵入风险产生影响的主要因素。结果表明:所用方法可行有效,能够反映出风险因素之间的相互关系, 降低了主观判断对指标权重的影响程度,有助于制定预防跑道侵入事件发生的有效措施;管制员工作负荷、管 制员情景意识丧失、飞行员操作偏差/疏忽为产生跑道侵入的主要风险因素。

摘要:服务通告作为民用飞机主制造商对已交付的产品发布改进、改装及检查要求的主要载体,是飞机自交 付客户至退役的整个服役生命周期内进行持续改进并确保持续适航性的重要途径。同时,服务通告作为民用 航空领域标准化程度最高、应用最为广泛的客户服务文件,因而提高编制质量及管理效能直接影响着飞机主制 造商提供客户服务的能力与品质。从规章与工业实践的角度,分析国产民用飞机主制造商服务通告编制规范 及管理体系,并借鉴行业领先者的经验提出优化建议。给提升服务通告编制质量及管理效能提供参考价值,为 主制造商保证客户服务质量起到借鉴作用。

摘要:直升机旋翼桨叶结冰会导致其气动外形的破坏,严重影响飞行品质。为了提高直升机旋翼防除冰系 统的柔韧性和抗疲劳性,以镍铬合金细丝编织的金属网作为加热元件,并将其以展向布置的方式设置于桨叶 中;通过设计,确定金属丝的直径、网格的尺寸,结合现有的复合材料成型工艺,制备出电加热试验件;对所制备 的加热垫分别进行电热性能测试、力学性能测试和实验室模拟除冰试验。结果表明:所制备的加热垫温升速度 可达2.5℃/s,面内温度均匀性小于2℃/s,实验室模拟除冰效果良好。

摘要:目前,大部分设计参考书目中对于机身隔框间距都是以经验值20in作为说明,对于框距值的确定原 因以及影响因素未作详细的分析。通过以隔框间距参数为设计变量,以机身强度和机身局部稳定性为设计约 束,并以机身重量为目标函数对隔框间距值的确定进行研究,给出一种隔框框距值的确定方法,并通过实例计 算验证150座级飞机框间距20in的经验值;同时利用有限元分析(FEA)和试验设计(DOE)方法对飞机普通隔 框的截面形式进行结构参数分析,分析隔框各个设计参数对蒙皮应力水平的影响大小,给出150座级飞机隔框 截面参数可行域。结果表明:本文分析计算值与一般150座级飞机的隔框间距设计经验值20in(508mm)相 比,结果吻合很好;采用有限元分析,腹板高度设计为80~95mm,内缘条宽度和外缘宽度条设计为15mm;采 用DOE分析,隔框外缘条宽度应大于内缘条宽度。

摘要:斜撑板结构可以充分发挥分散载荷和降低区域应力水平的作用。对不同机型的斜撑板结构的传力特 性进行分析,总结斜撑板结构的设计要点。并以某机型选用斜撑板结构的设计为例,提出一种斜撑板结构的改 进方案(斜撑板侧边和后梁框刚性连接、下边和对接带板充分连接),并与其他两种设计方案进行对比分析。结 果表明:改进方案的斜撑板结构翼上区和舱上区的剪应力分别降低了19%和23%,后梁框的集中载荷降低了 67%,结构效率更高、稳定性更好。

摘要:在飞机结构试验中,通常会遇到试验加载点随试验件变形而移动变化的问题,尤其是机翼大变形会导 致加载点与翼面不垂直的问题。开发一种适用于全复合材料机翼试验的随动加载系统,该系统引入有限元分 析方法将机翼变形划分成N 个特征飞行点,采用飞行点随动加载来保证各级加载点与翼面的垂直度,实现垂 直跟随加载;应用该加载系统进行大展弦比的机翼静力试验。结果表明:运用该加载系统可顺利实现该无人机 机翼试验,且加载过程平稳,试验件无抖动,变形均匀,应变数据符合试验要求,可以为类似加载系统提供设计 依据。

摘要:提高航空发动机的推重比,使发动机最大程度实现轻量化,对微小涡喷发动机压气机的减重设计具有 重要意义。对某实心压气机开展有限元计算,得到应力、变形等重要强度考核数据,作为减重优化的设计约束 空间。在此基础上,借助等强度结构高强度、高刚度特性,对离心压气机盘的实心部分进行减重优化设计。对 比优化前后压气机的承受载荷能力。结果表明:在Mises等效应力小幅增加、叶尖径向位移不显著增加的条件 下,压气机减重可达20.3%。

摘要:航空航天领域大量使用的薄壁叶片等复杂曲面零件,多采用立式铣削方法加工制造。增大刀具与工 件接触可以提高加工效率,但刀具的结构参数对铣削质量影响较大。建立铣削力学模型,对立式铣削加工进行 分析,确定铣削加工过程中的主要影响因素是铣刀螺旋角、铣刀直径和铣刀刃数。采用AdvantEdgeFEM 软 件,以单变量因素进行铣削有限元仿真,分析铣削力、加工形变、应力应变等影响。结果表明:铣刀螺旋角增大, 铣刀半径增加,铣刀刃数增加,可有效地改善刀具应力和形变,增强刀具振动的稳定性,提高加工质量。

摘要:现有民航航图中,仪表用飞行航图不含地面参照物,目视飞行用航图也仅包含基本地形轮廓。因此, 主要以目视规则运行的通航飞行器迫切需要一款能够包含禁飞区信息、危险障碍物、城镇居民点等各类地表情 报信息的低空目视航图系统。本文介绍一种低空目视航图系统的基础架构及其基本功能。该系统采用MyE- clipse作为开发环境,开发语言为JAVA;通过SQLServer数据库管理系统管理“基础地理信息数据库、专题地 理信息数据库、文件数据库暠,形成数据中心;数据中心采集各数据库相关信息为客户端提供数据服务,各数据 库定期更新和完善各相关数据;利用OpenLayer开发低空目视航图信息系统的WebGIS客户端,并将各基础数 据、专题数据、管理数据图层叠加到用户访问界面。

摘要:本文论述了近几十年来国内外关于疲劳短裂纹的一些理论模型和实验现象等;重点研究了短裂纹的 “V”型扩展规律及其特有的非扩展裂纹行为;通过各种不同复杂程度的理论模型,说明了短裂纹“V”型扩展规 律,并给出了非扩展裂纹的计算方法;通过试验方法,分析了物件的形式、缺口塑性区、微观结构和试验环境等 因素对短裂纹的“V”型扩展规律和非扩展裂纹行为的影响。

摘要:航空发动机双性能涡轮盘热处理工艺的研究,大多采用试验的方法建立涡轮盘合金的热处理工艺数 据库,但试验法的研究周期长、成本高,提出一种可用于预测变温热处理过程中晶粒演化行为的相场模型。为 了模拟不同热处理温度下高温合金的晶粒演化行为,对相场模型进行改进,在相场模型中引入Arrhenius关系, 用于描述高温合金晶界运动与温度的量化关系。基于改进的相场模型和拟合的模型参数,计算分析热处理过 程中晶粒尺寸的变化和形貌演化规律。结果表明:计算数据与试验数据吻合,晶粒的演化规律与理论分析和试 验观察结果一致,证明了拟合的Arrhenius关系中的晶界迁移速率M 适用于模拟相应温度下的热处理过程,同 时,以上结果也验证了该模型改进方法的可行性及其拟合参数的准确性。

摘要:系统参数识别分为时不变系统参数识别和时变系统参数识别两大研究方向,其中时不变系统参数识 别的研究已趋于成熟,而时变系统参数识别的研究则仍然处于起步阶段。对于多自由度时变结构,提出一种基 于时频切片分解的时变系统参数识别方法。该方法采集结构的振动位移响应,根据时频分解计算得到响应在 整个时频段内的时频能量分布图;依据结构的时频分布特性,选择多个时频切片窗分解响应信号,再对分解出 的信号分别进行逆变换计算完成时域上的信号重构;重构出来的信号对应于结构的各阶模态位移响应信号,利 用Hilbert变换提取信号瞬时频率,从而识别出结构各阶频率。通过一个三自由度的弹簧阻尼质量仿真实验, 验证了该方法具有良好的识别精度和工程实用价值。

摘要:研究复合材料加筋板受冲击后的损伤演化具有较高的工程应用价值。首先,以某型无人机拟应用的 复合材料加筋壁板(T300/BA9913)为研究对象,对其进行低速冲击试验;在壁板中央处和肋与壁板胶结处进行 冲击,其冲击能量取6.67J/mm,测量凹坑深度和分层损伤面积。然后,应用商业软件ABAQUS,编写相应的 VUMAT子程序对冲击损伤进行模拟,软件中采用适宜的材料模型、单元种类并建立不同属性的接触,把基于 应变的三维Hashin准则运用于复合材料单层板的损伤失效准则中去。最后,运用基于断裂韧度的连续的刚度 退化方针对材料的刚度折减。将所建立的冲击模型的模拟结果与冲击试验数据进行对比,证明了冲击模型的 有效性和准确性。

摘要:随着振动试验技术的不断进步,振动疲劳试验拥有了良好的试验基础,能够进行各种环境下的振动疲 劳模拟试验,但目前振动疲劳的测量方法还无法满足振动疲劳试验深入研究的需求。提出铝合金振动疲劳同 步测量的方法,同时采用红外监测技术、声发射技术、显微测试技术、应变测试技术等对不同加速度下的铝合金 振动疲劳试样进行测量,研究各种测量参数随损伤的变化情况。结果表明:铝合金振动疲劳不同阶段应主要考 虑不同的测量参数作为判断损伤的依据,声发射信号可以很好检测到铝合金振动疲劳的裂纹萌生和扩展寿 命,红外测得的温升值随着加速度增大是非线性的,铝合金振动疲劳寿命依赖于结构振动频率、阻尼等参数。

摘要:飞机若想尽快实现地面机动转弯,则前轮转弯操纵系统操纵速率应尽量大,而为了保证飞机地面机动 不会引起前(主)机轮侧向滑动,又要求前轮转弯操纵速率应限制在一定范围内。以某型机为例,分析大动力操 纵角下,地面摩擦系数、飞机滑行速度及转弯操纵速率对前、主机轮侧滑影响。结果表明:飞机以0.3~ 0.4rad/s的平均操纵速率进行大角度转弯,基本能满足地面稳定性要求,但为了降低飞机在低摩擦道面上的侧 滑风险,需降低前轮偏转到大角度时的操纵速率。